Come funziona un motore a turbina
Motore a reazione
Motore aeronautico che produce spinta emettendo un getto di gas
Un motore a reazione è un tipo di motore a reazione, che scarica un getto in rapido movimento di gas riscaldato (solitamente aria) che genera spinta dalla propulsione a getto. Sebbene questa ampia definizione possa includere la propulsione a razzo, a getto d'acqua e ibrida, il termine motore a reazione si riferisce tipicamente a un motore a reazione a combustione interna che respira aria come un turbogetto, turbofan, ramjet, getto a impulsi o scramjet. In generale, i motori a reazione sono motori a combustione interna.
I motori a reazione che respirano aria sono tipicamente dotati di un compressore d'aria rotante alimentato da una turbina, con l'energia residua che fornisce la spinta attraverso l'ugello di propulsione: questo processo è noto come ciclo termodinamico Brayton. Gli aerei a reazione utilizzano tali motori per i viaggi a lunga distanza. I primi aerei a reazione utilizzavano motori a turbogetto che erano relativamente inefficiente per il volo subsonico. La maggior parte dei moderni aerei a reazione subsonici utilizza motori turbofan ad alto bypass più complessi. Offrono una velocità più elevata e una maggiore efficienza del carburante rispetto ai motori aeronautici a pistoni e ad elica su lunghe distanze. Alcuni motori a respirazione d'aria realizzati per applicazioni ad alta velocità (ramjet e scramjet) utilizzano l'effetto ram della velocità del veicolo invece di un compressore meccanico.
La spinta di un tipico motore di linea è passata da 5.000 lbf (22 kN) (de Havilland Ghost turbojet) negli anni '50 a 115.000 lbf (510 kN) (General Electric GE90 turbofan) negli anni '90, e la loro affidabilità è passata da 40 arresti in volo per 100.000 ore di volo del motore a meno di 1 per 100.000 alla fine degli anni '90. Questo, combinato con un consumo di carburante notevolmente ridotto, permise il volo transatlantico di routine con aerei di linea bimotore entro la fine del secolo, dove in precedenza un viaggio simile avrebbe richiesto più carburante Fermate. [1]
Il
principio del motore a reazione non è nuovo; tuttavia, i progressi tecnici necessari per far funzionare l'idea non si sono concretizzati fino al 20 ° secolo. Una dimostrazione rudimentale della potenza dei jet risale all'eolipila, un dispositivo descritto da Erone di Alessandria nell'Egitto del I secolo. Questo dispositivo dirigeva la potenza del vapore attraverso due ugelli per far ruotare rapidamente una sfera sul suo asse. Era vista come una curiosità. Nel frattempo, le applicazioni pratiche della turbina possono essere viste nella ruota idraulica e nel mulino a vento.
Gli storici hanno ulteriormente rintracciato l'origine teorica dei principi dei motori a reazione nei tradizionali fuochi d'artificio cinesi e nei sistemi di propulsione a razzo. L'uso di tali dispositivi per il volo è documentato nella storia del soldato ottomano Lagâri Hasan Çelebi, che secondo quanto riferito riuscì a decollare utilizzando un razzo a forma di cono nel 1633. [2]
I primi tentativi di motori a reazione a respirazione d'aria furono progetti ibridi in cui una fonte di energia esterna prima comprimeva l'aria, che veniva poi miscelata con il carburante e bruciata per la spinta del getto. L'italiano Caproni Campini N.1 e il motore giapponese Tsu-11 destinato ad alimentare gli aerei Ohkakamikaze verso la fine della seconda guerra mondiale non ebbero successo.
Anche prima dell'inizio della seconda guerra mondiale, gli ingegneri stavano iniziando a rendersi conto che i motori che azionavano le eliche si stavano avvicinando ai limiti a causa di problemi legati all'efficienza dell'elica, [3] che diminuiva man mano che le punte delle pale si avvicinavano alla velocità del suono. Se le prestazioni dell'aeromobile dovevano aumentare oltre tale barriera, era necessario un meccanismo di propulsione diverso. Questa è stata la motivazione alla base dello sviluppo del motore a turbina a gas, la forma più comune di motore a reazione.
La chiave per un jet pratico Il motore era la turbina a gas, che estraeva energia dal motore stesso per azionare il compressore. La turbina a gas non era un'idea nuova: il brevetto per una turbina stazionaria fu concesso a John Barber in Inghilterra nel 1791. La prima turbina a gas a funzionare con successo in modo autosufficiente fu costruita nel 1903 dall'ingegnere norvegese Ægidius Elling. [4] Tali motori non hanno raggiunto la produzione a causa di problemi di sicurezza, affidabilità, peso e, soprattutto, funzionamento sostenuto.
Il primo brevetto per l'utilizzo di una turbina a gas per alimentare un aereo fu depositato nel 1921 da Maxime Guillaume. [5] [6] Il suo motore era un turbogetto a flusso assiale, ma non fu mai costruito, in quanto avrebbe richiesto notevoli progressi rispetto allo stato dell'arte dei compressori. Alan Arnold Griffith pubblicò An Aerodynamic Theory of Turbine Design nel 1926 portando a un lavoro sperimentale presso la RAE.
in Nel 1928, il cadetto del RAF College Cranwell Frank Whittle presentò formalmente le sue idee per un turbogetto ai suoi superiori. [7] Nell'ottobre del 1929 sviluppò ulteriormente le sue idee. [8] Il 16 gennaio 1930, in Inghilterra, Whittle presentò il suo primo brevetto (concesso nel 1932). [9] Il brevetto mostrava un compressore assiale a due stadi che alimentava un compressore centrifugo monolaterale. I compressori assiali pratici furono resi possibili dalle idee di A.A. Griffith in un articolo fondamentale nel 1926 ("An Aerodynamic Theory of Turbine Design"). Whittle si sarebbe poi concentrato solo sul più semplice compressore centrifugo. Whittle non riuscì a interessare il governo alla sua invenzione e lo sviluppo continuò a un ritmo lento.
In Spagna, il pilota e ingegnere Virgilio Leret Ruiz ottenne un brevetto per il progetto di un motore a reazione nel marzo 1935. Il presidente repubblicano Manuel Azaña organizzò la costruzione iniziale presso il Hispano-Suiza a Madrid nel 1936, ma Leret fu giustiziato mesi dopo dalle truppe franchiste marocchine dopo aver difeso senza successo la sua base di idrovolanti nei primi giorni della guerra civile spagnola. I suoi piani, nascosti ai franchisti, furono segretamente consegnati all'ambasciata britannica a Madrid pochi anni dopo da sua moglie, Carlota O'Neill, dopo il suo rilascio dal carcere. [10] [11]
Nel 1935, Hans von Ohain iniziò a lavorare su un progetto simile a quello di Whittle in Germania, sia il compressore che la turbina erano radiali, sui lati opposti dello stesso disco, inizialmente ignaro del lavoro di Whittle. [12] Il primo dispositivo di von Ohain era strettamente sperimentale e poteva funzionare solo con alimentazione esterna, Ma è stato in grado di dimostrare il concetto di base. Ohain fu poi presentato a Ernst Heinkel, uno dei più grandi industriali aeronautici dell'epoca, che vide immediatamente la promessa del progetto. Heinkel aveva recentemente acquistato la società di motori Hirth, e Ohain e il suo capo macchinista Max Hahn furono istituiti lì come una nuova divisione della società Hirth. Avevano il loro primo motore centrifugo HeS 1 in funzione nel settembre 1937. A differenza del progetto di Whittle, Ohain utilizzava l'idrogeno come combustibile, fornito sotto pressione esterna. I loro progetti successivi culminarono nell'HeS 3 a benzina da 5 kN (1.100 lbf), che fu montato sulla semplice e compatta cellula He 178 di Heinkel e pilotato da Erich Warsitz la mattina presto del 27 agosto 1939, dall'aeroporto di Rostock-Marienehe, un tempo straordinariamente breve per lo sviluppo. L'He 178 è stato il primo aereo a reazione al mondo. [13] Heinkel richiese un brevetto statunitense che coprisse la centrale elettrica dell'aereo di Hans Joachim Pabst von Ohain il 31 maggio 1939; brevetto numero US2256198, con M Hahn citato come inventore. Il progetto di von Ohain, un motore a flusso assiale, in contrapposizione al flusso centrifugo di Whittle , fu infine adottato dalla maggior parte dei produttori negli anni '50. [14] [15]
L'austriaco Anselm Franz della divisione motori di Junkers (Junkers Motoren o "Jumo") introdusse il compressore a flusso assiale nel loro motore a reazione. Alla Jumo fu assegnato il numero di motore successivo nella sequenza di numerazione RLM 109-0xx per i propulsori degli aerei a turbina a gas, "004", e il risultato fu il motore Jumo 004. Dopo che molte difficoltà tecniche minori furono risolte, la produzione di massa di questo motore iniziò nel 1944 come propulsore per il primo aereo da combattimento a reazione del mondo, il Messerschmitt Me 262 (e in seguito il primo bombardiere a reazione del mondo, l'Arado Ar 234). Una serie di ragioni cospirarono per ritardare la disponibilità del motore, causando l'arrivo del caccia troppo tardi per migliorare la posizione della Germania nella seconda guerra mondiale, tuttavia questo fu il primo motore a reazione ad essere utilizzato in servizio.
Nel frattempo, in Gran Bretagna il Gloster E28/39 fece il suo primo volo il 15 maggio 1941 e il Gloster Meteor entrò finalmente in servizio con la RAF nel luglio 1944. Questi erano alimentati da motori a turbogetto della Power Jets Ltd., fondata da Frank Whittle. I primi due velivoli turbogetto operativi, il Messerschmitt Me 262 e poi il Gloster Meteor entrarono in servizio a distanza di tre mesi l'uno dall'altro nel 1944; il Me 262 ad aprile e il Gloster Meteor a luglio. Il Meteor vide entrare in azione solo circa 15 aerei durante la seconda guerra mondiale, mentre ne furono prodotti fino a 1400 Me 262, di cui 300 entrarono in combattimento, sferrando i primi attacchi al suolo e le vittorie in combattimento aereo di aerei a reazione. [16] [17] [18]
Dopo la fine della guerra, gli aerei a reazione e i motori a reazione tedeschi furono ampiamente studiati dagli alleati vittoriosi e contribuirono al lavoro sui primi caccia a reazione sovietici e statunitensi. L'eredità del flusso assiale Il motore si vede nel fatto che praticamente tutti i motori a reazione degli aerei ad ala fissa hanno avuto una certa ispirazione da questo design.
Negli anni '50, il motore a reazione era quasi universale negli aerei da combattimento, con l'eccezione di cargo, liaison e altri tipi di specialità. A questo punto, alcuni dei progetti britannici erano già stati autorizzati per l'uso civile ed erano apparsi sui primi modelli come il de Havilland Comet e l'Avro Canada Jetliner. Negli anni '60, tutti i grandi aerei civili erano anche alimentati a reazione, lasciando il motore a pistoni in ruoli di nicchia a basso costo come i voli cargo.
L'efficienza dei motori a turbogetto era ancora piuttosto peggiore di quella dei motori a pistoni, ma negli anni '70, con l'avvento dei motori a reazione turbofan ad alto bypass (un'innovazione non prevista dai primi commentatori come Edgar Buckingham, ad alte velocità e ad alta quota che sembrava loro assurda), l'efficienza del carburante era più o meno la stessa del miglior pistone e dell'elica motori. [19]
Utilizza
motori a reazione, aerei a reazione, missili da crociera e veicoli aerei senza pilota. Sotto forma di motori a razzo alimentano modellini di razzi, voli spaziali e missili militari.
I motori a reazione hanno spinto le auto ad alta velocità, in particolare i piloti di accelerazione, con il record di tutti i tempi detenuto da un'auto a razzo. Un'auto alimentata da turbofan, ThrustSSC, detiene attualmente il record di velocità su terra.
I progetti dei motori a reazione sono spesso modificati per applicazioni non aeronautiche, come turbine a gas industriali o centrali elettriche marine. Questi sono utilizzati nella generazione di energia elettrica, per alimentare pompe di acqua, gas naturale o petrolio e per fornire propulsione a navi e locomotive. Le turbine a gas industriali possono creare fino a 50.000 cavalli vapore. Molti di questi motori sono derivati da vecchi turbogetti militari come i modelli Pratt & Whitney J57 e J75. Esiste anche un derivato di il turbofan a basso bypass P&W JT8D che crea fino a 35.000 cavalli (HP).
I motori a reazione sono anche a volte sviluppati in, o condividono alcuni componenti come i nuclei del motore, con motori turboalbero e turboelica, che sono forme di motori a turbina a gas che vengono tipicamente utilizzati per alimentare elicotteri e alcuni velivoli a elica.
Tipi di motore a reazione
Esistono un gran numero di diversi tipi di motori a reazione, che raggiungono tutti la spinta in avanti dal principio della propulsione a getto .
Articolo principale: Motore a reazione a respirazione d'aria
Comunemente gli aerei sono spinti da motori a reazione a respirazione d'aria. La maggior parte dei motori a reazione a respirazione d'aria in uso sono motori a reazione turbofan, che offrono una buona efficienza a velocità appena inferiori alla velocità del suono.
Articolo
principale: Turbogetto
Un motore a turbogetto è un gas Motore a turbina che funziona comprimendo l'aria con un ingresso e un compressore (assiale, centrifugo o entrambi), mescolando il carburante con l'aria compressa, bruciando la miscela nel combustore e quindi facendo passare l'aria calda ad alta pressione attraverso una turbina e un ugello. Il compressore è alimentato dalla turbina, che estrae energia dal gas in espansione che lo attraversa. Il motore converte l'energia interna nel carburante in un aumento della quantità di moto del gas che scorre attraverso il motore, producendo spinta. Tutta l'aria che entra nel compressore viene fatta passare attraverso il combustore e la turbina, a differenza del motore turbofan descritto di seguito. [20]
I
turbofan differiscono dai turbogetti in quanto hanno una ventola aggiuntiva nella parte anteriore del motore, che accelera l'aria in un condotto bypassando il motore a turbina a gas principale. I turbofan sono il tipo di motore dominante per le medie e aerei di linea a lungo raggio.
I turbofan sono solitamente più efficienti dei turbogetti a velocità subsoniche, ma ad alte velocità la loro ampia area frontale genera più resistenza. [21] Pertanto, nel volo supersonico e negli aerei militari e di altro tipo in cui altre considerazioni hanno una priorità più alta dell'efficienza del carburante, le ventole tendono ad essere più piccole o assenti.
A causa di queste distinzioni, i progetti di motori turbofan sono spesso classificati come low-bypass o high-bypass, a seconda della quantità di aria che bypassa il nucleo del motore. I turbofan a basso bypass hanno un rapporto di bypass di circa 2:1 o inferiore.
Articolo
principale: Propfan
Un motore propfan è un tipo di motore a reazione a respirazione d'aria che combina aspetti di turboelica e turbofan. Il suo design consiste in una turbina a gas centrale che aziona eliche controrotanti all'aperto. A differenza dei motori turboelica, in cui l'elica e il motore sono considerati due prodotti separati, il generatore di gas del propfan e il suo modulo elica non protetto sono fortemente integrati e sono considerati un unico prodotto. [ citazione necessaria ] Inoltre, le pale corte e fortemente attorcigliate del propfan a passo variabile ricordano da vicino le pale della ventola intubate dei motori turbofan.
I propfan sono progettati per offrire la velocità e le prestazioni dei motori turbofan con l'efficienza dei turboelica. Tuttavia, a causa dei bassi costi del carburante e dell'elevata rumorosità della cabina, i primi progetti di propfan furono abbandonati. [22] Pochissimi aerei hanno volato con i propfan, con l'Antonov An-70 che è stato il primo e unico aereo a volare pur essendo alimentato esclusivamente da motori propfan.
Articolo principale: Motore a tecnologia avanzata
Il termine motore a tecnologia avanzata si riferisce alla moderna generazione di motori a reazione. [23] Il principio è che un motore a turbina funzionerà in modo più efficiente se i vari gruppi di turbine possono girare alle loro velocità ottimali individuali, invece che alla stessa velocità. Il vero motore a tecnologia avanzata ha una tripla bobina, il che significa che invece di avere un singolo albero di trasmissione, ce ne sono tre, in modo che le tre serie di pale possano girare a velocità diverse. Uno stato provvisorio è un motore a doppia bobina, che consente solo due velocità diverse per le turbine.
Compressione Ram
Ulteriori informazioni: Ramjet e Scramjet
I motori a reazione a compressione Ram sono motori a respirazione d'aria simili ai motori a turbina a gas in quanto entrambi utilizzano il ciclo Brayton. I motori a turbina a gas e a compressione del pistone differiscono, tuttavia, nel modo in cui comprimono il flusso d'aria in entrata. Mentre i motori a turbina a gas utilizzano compressori assiali o centrifughi per comprimere l'aria in entrata, i motori a pistone si basano solo sull'aria compressa in l'ingresso o il diffusore. [24] Un motore a pistone richiede quindi una notevole velocità iniziale in avanti prima di poter funzionare. I ramjet sono considerati il tipo più semplice di motore a reazione a respirazione d'aria perché non hanno parti mobili nel motore vero e proprio, ma solo negli accessori. [25]
Gli scramjet si differenziano principalmente per il fatto che l'aria non rallenta a velocità subsoniche. Piuttosto, usano la combustione supersonica. Sono efficienti a velocità ancora più elevate. Pochissimi sono stati costruiti o volati.
Combustione non continua
| Tipo | Descrizione Vantaggi | Svantaggi | |
|---|---|---|---|
| Motorjet | Funziona come un turbogetto, ma un motore a pistoni aziona il compressore invece di una turbina. | Velocità di scarico più elevata rispetto a un'elica, offrendo una migliore spinta ad alta velocità | Pesante, inefficiente e poco potente. Esempio: Caproni Campini N.1. |
| Pulsejet | Air viene compresso e bruciato in modo intermittente anziché continuo. Alcuni modelli utilizzano valvole. | Design molto semplice, utilizzato per la bomba volante V-1 e più recentemente su aeromodelli | Rumoroso, inefficiente (basso rapporto di compressione), funziona male su larga scala, le valvole sui progetti con valvole si consumano rapidamente |
| Motore a detonazione a impulsi | Simile a un pulsejet, ma la combustione avviene come una detonazione invece di una deflagrazione, può o non può aver bisogno di valvole | Massima efficienza | teorica del motore Estremamente rumoroso, parti soggette a estrema fatica meccanica, detonazione difficile da avviare, non pratico per l'uso corrente |
Altri tipi di propulsione a getto
Razzo Articolo
principale: Motore
Il razzo Il motore utilizza gli stessi principi fisici di base della spinta di una forma di motore a reazione, [26] ma si distingue dal motore a reazione in quanto non richiede aria atmosferica per fornire ossigeno; Il razzo trasporta tutti i componenti della massa di reazione. Tuttavia, alcune definizioni lo trattano come una forma di propulsione a getto. [27]
Poiché i razzi non respirano aria, ciò consente loro di operare ad altitudini arbitrarie e nello spazio. [28]
Questo tipo di motore viene utilizzato per il lancio di satelliti, l'esplorazione dello spazio e l'accesso con equipaggio, e ha permesso l'atterraggio sulla Luna nel 1969.
I motori a razzo sono utilizzati per voli ad alta quota o ovunque siano necessarie accelerazioni molto elevate, poiché i motori a razzo hanno un rapporto spinta-peso molto elevato.
Tuttavia, l'elevata velocità di scarico e il propellente più pesante e ricco di ossidanti si traducono in un uso di propellente molto maggiore rispetto a turbofan. Tuttavia, a velocità estremamente elevate diventano efficienti dal punto di vista energetico.
Un'equazione approssimata per la spinta netta di un motore a razzo è:
dove è la spinta netta, è l'impulso specifico, è una gravità standard, è il flusso di propellente in kg/s, è l'area della sezione trasversale all'uscita dell'ugello di scarico e è la pressione atmosferica.
| Trasporta tutti i propellenti e gli ossidanti a bordo, emette getto per la propulsione [29] | Pochissime parti mobili. da Mach 0 a Mach 25+; efficiente ad altissime velocità (> Mach 5.0 circa). Rapporto spinta/peso superiore a 100. Nessuna presa d'aria complessa. Alto rapporto di compressione. Scarico ad altissima velocità (ipersonico). Buon rapporto costo/spinta. Abbastanza facile da testare. Funziona nel vuoto; infatti, funziona meglio al di fuori del atmosfera, che è più gentile sulla struttura del veicolo ad alta velocità. Superficie abbastanza piccola per mantenere il fresco e nessuna turbina nel flusso di scarico caldo. La combustione ad altissima temperatura e l'ugello ad alto rapporto di espansione offrono un'efficienza molto elevata, a velocità molto elevate. | Ha bisogno di molto propellente. Impulso specifico molto basso, in genere 100-450 secondi. Sollecitazioni termiche estreme della camera di combustione possono rendere più difficile il riutilizzo. In genere richiede il trasporto di ossidante a bordo, il che aumenta i rischi. Straordinariamente rumoroso. |
I motori ibridi
a ciclo combinato utilizzano simultaneamente due o più diversi principi di propulsione a getto.
| Tipo | Descrizione | Vantaggi | Svantaggi |
|---|---|---|---|
| Turborazzo | Un turbogetto in cui un ossidante aggiuntivo come l'ossigeno viene aggiunto al flusso d'aria per aumentare altitudine massima | Molto vicino ai progetti esistenti, funziona ad altitudini molto elevate, ampia gamma di altitudine e velocità dell'aria | Velocità limitata alla stessa gamma del motore a turbogetto, il trasporto di ossidanti come LOX può essere pericoloso. Molto più pesante dei semplici razzi. |
| Razzo potenziato ad aria | Essenzialmente un ramjet in cui l'aria aspirata viene compressa e bruciata con lo scarico di un razzo | da Mach 0 a Mach 4,5+ (può anche funzionare in esoatmosfera), buona efficienza a Mach 2 a 4 | Efficienza simile ai razzi a bassa velocità o esoatmosferica, difficoltà di ingresso, un tipo relativamente poco sviluppato e inesplorato, difficoltà di raffreddamento, molto rumoroso, il rapporto spinta/peso è simile ai ramjet. |
| Getti preraffreddati / LACE | L'aria aspirata viene raffreddata a temperature molto basse all'ingresso in uno scambiatore di calore prima di passare attraverso un ramjet e/o un turbogetto e/o un motore a razzo. | a terra. Sono possibili rapporti spinta/peso molto elevati (~14) insieme a una buona efficienza del carburante su un'ampia gamma di velocità, Mach 0-5,5+; Questa combinazione di efficienze può consentire il lancio in orbita, un singolo stadio o un viaggio intercontinentale molto rapido e a lunghissima distanza. | Esiste solo nella fase di prototipazione in laboratorio. Gli esempi includono RB545, motori a reazione SABRE, ATREX. Richiede idrogeno liquido che ha una densità molto bassa e richiede serbatoi fortemente isolati. |
Articolo
principale: Pump-jet
Un getto d'acqua, o pump-jet, è un sistema di propulsione marina che utilizza un getto d'acqua. La disposizione meccanica può essere un'elica canalizzata con ugello, oppure un compressore centrifugo e ugello. Il getto della pompa deve essere azionato da un motore separato come una turbina diesel o a gas.
| Descrizione del tipo | Per | ||
|---|---|---|---|
| la propulsione di razzi d'acqua e motoscafi; schizza l'acqua dalla parte posteriore attraverso un ugello | Nelle barche, può funzionare in acque poco profonde, alta accelerazione, nessun rischio di sovraccarico del motore (a differenza delle eliche), meno rumore e vibrazioni, altamente manovrabile a tutte le velocità della barca, efficienza ad alta velocità, meno vulnerabile ai danni da detriti, molto affidabile, più flessibilità di carico, meno dannoso per la fauna selvatica | Può essere meno efficiente di un'elica a bassa velocità, più costoso, peso maggiore in barca a causa dell'acqua trascinata, non funzionerà bene se la barca è più pesante di quanto il getto sia dimensionato per |
Principi fisici generali
Tutti i motori a reazione sono motori a reazione che generano spinta emettendo un getto di fluido all'indietro a velocità relativamente elevata. Le forze all'interno del motore necessarie per creare questo Il jet dà una forte spinta sul motore che spinge l'imbarcazione in avanti.
I motori a reazione producono il loro getto dal propellente immagazzinato in serbatoi che sono attaccati al motore (come in un "razzo") e nei motori a condotto (quelli comunemente usati sugli aerei) ingerendo un fluido esterno (molto tipicamente aria) ed espellendolo a velocità più elevate.
Articolo principale: Ugello
di propulsione Un ugello di propulsione produce un getto di scarico ad alta velocità. Gli ugelli di propulsione trasformano l'energia interna e di pressione in energia cinetica ad alta velocità. [30] La pressione e la temperatura totali non cambiano attraverso l'ugello, ma i loro valori statici diminuiscono man mano che il gas accelera.
La velocità dell'aria che entra nell'ugello è bassa, circa Mach 0,4, un prerequisito per ridurre al minimo le perdite di pressione nel condotto che porta all'ugello. La temperatura che entra nell'ugello può essere bassa fino al livello del mare ambiente per un ugello a ventaglio nell'aria fredda ad altitudini di crociera. Può essere alta come la temperatura dei gas di scarico di 1000 Kelvin per un motore supersonico con postcombustione o 2200 K con postbruciatore acceso. [31] La pressione che entra nell'ugello può variare da 1,5 volte la pressione all'esterno dell'ugello, per un ventilatore a stadio singolo, a 30 volte per l'aereo con equipaggio più veloce a Mach 3+. [32]
Gli ugelli convergenti sono in grado di accelerare il gas solo fino a condizioni soniche locali (Mach 1). Per raggiungere velocità di volo elevate, sono necessarie velocità di scarico ancora maggiori, quindi è necessario un ugello convergente-divergente sugli aerei ad alta velocità. [33]
La spinta del motore è massima se la pressione statica del gas raggiunge il valore ambiente all'uscita dall'ugello. Ciò si verifica solo se l'area di uscita dell'ugello è il valore corretto per il rapporto di pressione dell'ugello (npr). Dal momento che il npr cambia con il motore impostazione della spinta e velocità di volo: questo è raramente il caso. Anche a velocità supersoniche l'area divergente è inferiore a quella necessaria per fornire una completa espansione interna alla pressione ambiente come compromesso con la resistenza esterna del corpo. Whitford [34] cita l'F-16 come esempio. Altri esempi sottoampliati furono l'XB-70 e l'SR-71.
La dimensione dell'ugello, insieme all'area degli ugelli della turbina, determina la pressione di esercizio del compressore. [35]
Spinta
Articolo principale: Spinta del motore a reazione
Efficienza energetica relativa ai motori a reazione degli aerei
Questa panoramica evidenzia dove si verificano perdite di energia nei propulsori completi degli aerei a reazione o nelle installazioni dei motori.
Un motore a reazione a riposo, come su un banco di prova, aspira carburante e genera spinta. Quanto bene lo fa è giudicato dalla quantità di carburante che utilizza e dalla forza necessaria per trattenerlo. Questo è un misura della sua efficienza. Se qualcosa si deteriora all'interno del motore (noto come deterioramento delle prestazioni [36] ) sarà meno efficiente e questo si mostrerà quando il carburante produce meno spinta. Se viene apportata una modifica a una parte interna che consente all'aria/ai gas di combustione di fluire più agevolmente, il motore sarà più efficiente e consumerà meno carburante. Una definizione standard viene utilizzata per valutare in che modo fattori diversi modificano l'efficienza del motore e anche per consentire di effettuare confronti tra motori diversi. Questa definizione è chiamata consumo specifico di carburante, o quanto carburante è necessario per produrre un'unità di spinta. Ad esempio, sarà noto per un particolare design del motore che se alcune protuberanze in un condotto di bypass vengono levigate, l'aria fluirà più agevolmente, dando una riduzione della perdita di pressione dell'x% e y% sarà necessario meno carburante per ottenere la spinta al decollo, ad esempio. Questa comprensione rientra nella disciplina ingegneristica Prestazioni del motore a reazione. Come l'efficienza sia influenzata dalla velocità di avanzamento e dalla fornitura di energia ai sistemi dell'aeromobile è menzionato più avanti.
L'efficienza del motore è controllata principalmente dalle condizioni operative all'interno del motore, che sono la pressione prodotta dal compressore e la temperatura dei gas di combustione al primo set di pale rotanti della turbina. La pressione è la pressione dell'aria più alta nel motore. La temperatura del rotore della turbina non è la più alta del motore, ma è la più alta alla quale avviene il trasferimento di energia (si verificano temperature più elevate nel combustore). La pressione e la temperatura di cui sopra sono mostrate su un diagramma del ciclo termodinamico.
L'efficienza è ulteriormente modificata dalla fluidità con cui l'aria e i gas di combustione fluiscono attraverso il motore, da quanto bene il flusso è allineato (noto come angolo di incidenza) con i passaggi mobili e stazionari nei compressori e nelle turbine. Angoli non ottimali, così come il passaggio non ottimale e le forme delle pale possono causare l'ispessimento e la separazione degli strati limite e la formazione di onde d'urto. È importante rallentare il flusso (una velocità inferiore significa meno perdite di pressione o caduta di pressione) quando viaggia attraverso i condotti che collegano le diverse parti. Il modo in cui i singoli componenti contribuiscono a trasformare il carburante in spinta è quantificato da misure come l'efficienza dei compressori, delle turbine e del combustore e le perdite di pressione per i condotti. Questi sono mostrati come linee su un diagramma del ciclo termodinamico.
L'efficienza del motore, o efficienza termica, nota come . dipende dai parametri del ciclo termodinamico, dalla pressione e dalla temperatura massime, e dalle efficienze dei componenti, e dalle perdite di pressione del condotto.
Il motore ha bisogno di aria compressa per se stesso solo per funzionare con successo. Quest'aria proviene dal proprio compressore ed è chiamata secondaria aria. Non contribuisce a fare spinta, quindi rende il motore meno efficiente. Viene utilizzato per preservare l'integrità meccanica del motore, per evitare il surriscaldamento delle parti e per prevenire la fuoriuscita di olio dai cuscinetti, ad esempio. Solo una parte di quest'aria prelevata dai compressori ritorna al flusso della turbina per contribuire alla produzione di spinta. Qualsiasi riduzione della quantità necessaria migliora l'efficienza del motore. Ancora una volta, sarà noto per un particolare design del motore che un requisito ridotto per il flusso di raffreddamento dell'x% ridurrà il consumo specifico di carburante del y%. In altre parole, sarà necessario meno carburante per dare la spinta al decollo, ad esempio. Il motore è più efficiente.
Tutte le considerazioni di cui sopra sono fondamentali per il funzionamento del motore da solo e, allo stesso tempo, per non fare nulla di utile, cioè non sta muovendo un aereo o fornendo energia per i sistemi elettrici, idraulici e aerei dell'aereo. Nell'aereo il motore cede parte del suo potenziale di produzione di spinta, o carburante, per alimentare questi sistemi. Questi requisiti, che causano perdite di installazione, [39] ne riducono l'efficienza. Sta utilizzando del carburante che non contribuisce alla spinta del motore.
Infine, quando l'aereo è in volo, il jet di propulsione stesso contiene energia cinetica sprecata dopo aver lasciato il motore. Questo è quantificato con il termine efficienza propulsiva, o Froude, e può essere ridotto riprogettando il motore per dargli un flusso di bypass e una velocità inferiore per il getto di propulsione, ad esempio come un motore turboelica o turbofan. Allo stesso tempo, la velocità di avanzamento aumenta il aumentando il rapporto di pressione complessivo.
L'efficienza complessiva del motore alla velocità di volo è definita come . [40]
La velocità di volo dipende da quanto bene l'aspirazione comprime l'aria prima che venga consegnata ai compressori del motore. Il rapporto di compressione dell'aspirazione, che può arrivare fino a 32:1 a Mach 3, si aggiunge a quello del compressore del motore per fornire il rapporto di pressione globale e per il ciclo termodinamico. La capacità di farlo è definita dal recupero della pressione o dalla misura delle perdite nell'aspirazione. Il volo con equipaggio a Mach 3 ha fornito un'interessante illustrazione di come queste perdite possano aumentare drammaticamente in un istante. Il North American XB-70 Valkyrie e il Lockheed SR-71 Blackbird a Mach 3 avevano recuperi di pressione di circa 0,8, [41] [42] a causa di perdite relativamente basse durante il processo di compressione, cioè attraverso sistemi di ammortizzatori multipli. Durante un "non avviamento" l'efficiente sistema di ammortizzatori veniva sostituito da un singolo ammortizzatore molto inefficiente oltre l'ingresso e un recupero della pressione di aspirazione di circa 0,3 e un rapporto di pressione corrispondentemente basso.
L'ugello propulsore a velocità superiori a circa Mach 2 di solito ha perdite di spinta interne extra perché L'area di uscita non è abbastanza grande come compromesso con la resistenza esterna del corpo posteriore. [43]
Sebbene un motore di bypass migliori l'efficienza propulsiva, subisce perdite proprie all'interno del motore stesso. È necessario aggiungere macchinari per trasferire l'energia dal generatore di gas a un flusso d'aria di bypass. La bassa perdita dall'ugello di propulsione di un turbogetto si aggiunge a perdite extra dovute a inefficienze nella turbina e nella ventola aggiunte. [44] Questi possono essere inclusi in un'efficienza di trasmissione, o trasferimento. Tuttavia, queste perdite sono più che compensate [45] dal miglioramento dell'efficienza propulsiva. [46] Ci sono anche perdite di pressione extra nel condotto di bypass e un ugello di propulsione aggiuntivo.
Con l'avvento dei turbofan con i loro macchinari in perdita, ciò che accade all'interno del motore è stato separato da Bennett, [47], ad esempio, tra gas generatore e macchine di trasferimento che danno .
L'efficienza energetica ( ) dei motori a reazione installati nei veicoli ha due componenti principali:
- efficienza propulsiva ( ): quanta parte dell'energia del getto finisce nella carrozzeria del veicolo piuttosto che essere trasportata via come energia cinetica del getto.
- efficienza del ciclo ( ): l'efficienza con cui il motore può accelerare il getto
Anche se l'efficienza energetica globale è:
Per tutti i motori a reazione, l'efficienza propulsiva è massima man mano che la velocità del getto di scarico si avvicina alla velocità del veicolo, in quanto ciò fornisce la più piccola energia cinetica residua. [a] Per un motore a respirazione d'aria, una velocità di scarico uguale alla velocità del veicolo, o uguale a uno, fornisce una spinta zero senza alcuna variazione netta di quantità di moto. [48] La formula per i motori a respirazione d'aria che si muovono a velocità con un La velocità di scarico, e trascurando il flusso di carburante, è: [49]
E per un razzo: [50]
Oltre all'efficienza propulsiva, un altro fattore è l'efficienza del ciclo ; un motore a reazione è una forma di motore termico. L'efficienza del motore termico è determinata dal rapporto tra le temperature raggiunte nel motore e quelle esaurite all'ugello. Questo è migliorato costantemente nel tempo con l'introduzione di nuovi materiali per consentire temperature massime di ciclo più elevate. Ad esempio, i materiali compositi, che combinano metalli e ceramiche, sono stati sviluppati per le pale delle turbine HP, che funzionano alla massima temperatura del ciclo. [51] L'efficienza è limitata anche dal rapporto di pressione complessivo che può essere raggiunto. L'efficienza del ciclo è più alta nei motori a razzo (~60+%), in quanto possono raggiungere temperature di combustione estremamente elevate. Efficienza del ciclo nel turbogetto e simile è più vicino al 30%, a causa di temperature di picco del ciclo molto più basse.
L'efficienza di combustione della maggior parte dei motori a turbina a gas degli aerei in condizioni di decollo a livello del mare è quasi del 100%. Diminuisce in modo non lineare al 98% in condizioni di crociera in quota. Il rapporto aria-carburante varia da 50:1 a 130:1. Per qualsiasi tipo di camera di combustione esiste un limite ricco e debole al rapporto aria-carburante, oltre il quale la fiamma si spegne. L'intervallo del rapporto aria-carburante tra i limiti ricchi e deboli si riduce con l'aumento della velocità dell'aria. Se l'aumento del flusso di massa d'aria riduce il rapporto del combustibile al di sotto di un certo valore, si verifica l'estinzione della fiamma. [52]
Consumo di carburante o propellente
Un concetto strettamente correlato (ma diverso) all'efficienza energetica è il tasso di consumo della massa del propellente. Il consumo di propellente nei motori a reazione è Misurato dal consumo specifico di carburante , dall'impulso specifico o dalla velocità di scarico effettiva . Misurano tutti la stessa cosa. L'impulso specifico e la velocità di scarico effettiva sono strettamente proporzionali, mentre il consumo specifico di carburante è inversamente proporzionale agli altri.
Per i motori a respirazione d'aria come i turbogetti, l'efficienza energetica e l'efficienza del propellente (carburante) sono più o meno la stessa cosa, poiché il propellente è un carburante e la fonte di energia. Nella missilistica, il propellente è anche lo scarico, e questo significa che un propellente ad alta energia offre una migliore efficienza del propellente, ma in alcuni casi può effettivamente fornire una minore efficienza energetica.
Si può vedere nella tabella (appena sotto) che i turbofan subsonici come il turbofan CF6 della General Electric utilizzano molto meno carburante per generare spinta per un secondo rispetto al turbogetto Rolls-Royce/Snecma Olympus 593 del Concorde. Tuttavia, poiché l'energia è la forza moltiplicata per la distanza e la distanza al secondo era maggiore per il Concorde, la potenza effettiva generata dal motore per la stessa quantità di carburante era superiore per il Concorde a Mach 2 rispetto al CF6. Pertanto, i motori del Concorde erano più efficienti in termini di energia per distanza percorsa.
| Motori a razzo in vuoto | |||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Modello | Tipo | Prima esecuzione | Applicazione | TSFC | I sp (in peso) | I sp (in massa) | |
| lb/lbf·h | g/kN·s | sm/s | Avio | ||||
| P80 | combustibile solido | 2006 | Vega tappa 1 | 13 | 360 | 280 | 2700 |
| Avio Zefiro 23 | combustibile solido | 2006 | Vega stadio 2 | 12,52 | 354,7 | 287,5 | 2819 |
| Avio Zefiro 9A | combustibile solido | 2008 | Vega stadio 3 | 12,20 | 345,4 | 295,2 | 2895 |
| Merlin 1D | combustibile liquido | 2013 | Falcon 9 | 12 | 330 | 310 | 3000 |
| RD-843 | combustibile liquido | Vega stadio superiore | 11,41 | 323,2 | 315,5 | 3094 | |
| Kuznetsov NK-33 | combustibile liquido | 1970s | N-1F, Soyuz-2-1v stadio 1 | 10,9 | 308 | 331 [53] | 3250 |
| NPO Energomash RD-171M | combustibile liquido | Zenit-2M, -3SL, -3SLB, -3F stadio 1 | 10,7 | 303 | 337 | 3300 | |
| LE-7A | criogenico | H-IIA, H-IIB stadio 1 | 8.22 | 233 | 438 | 4300 | |
| Snecma HM-7B | criogenico | Ariane 2, 3, 4, 5 ECA stadio superiore | 8.097 | 229.4 | 444.6 | 4360 | |
| LE-5B-2 | criogenico | H-IIA, H-IIB stadio superiore | 8.05 | 228 | 447 | 4380 | |
| Aerojet Rocketdyne RS-25 | criogenico | 1981 | Space Shuttle, SLS stadio 1 | 7.95 | 225 | 453 [54] | 4440 |
| Aerojet Rocketdyne RL-10B-2 | criogenico | Delta III, Delta IV, SLS stadio superiore | 7.734 | 219.1 | 465.5 | 4565 | |
| NERVA NRX A6 | nucleare | 1967 | 869 | ||||
| Motori a reazione con Reheat, statico, livello | |||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Modello | Tipo | Prima esecuzione | Applicazione | TSFC | I sp (in peso) | I sp (in massa) | |
| lb/lbf·h | g/kN·s | s | m/s | ||||
| Turbo-Union RB.199 | turbofan | Tornado | 2.5 [55] | 70.8 | 1440 | 14120 | |
| GE F101-GE-102 | turbofan | 1970s | B-1B | 2.46 | 70 | 1460 | 14400 |
| Tumansky R-25-300 | turbojet | MIG-21bis | 2.206 [55] | 62.5 | 1632 | 16000 | |
| GE J85-GE-21 | turbogetto | F-5E / F | 2.13 [55] | 60.3 | 1690 | 16570 | |
| GE F110-GE-132 | turbofan | F-16E / F | 2.09 [55] | 59.2 | 1722 | 16890 | |
| Honeywell / ITEC F125 | turbofan | F-CK-1 | 2.06 [55] | 58.4 | 1748 | 17140 | |
| Snecma M53-P2 | turbofan | Mirage 2000C / D / N | 2.05 [55] | 58.1 | 1756 | 17220 | |
| Snecma Atar 09C | turbogetto | Mirage III | 2.03 [55] | 57.5 | 1770 | 17400 | |
| Snecma Atar 09K-50 | turbogetto | Mirage IV, 50, F1 | 1.991 [55] | 56.4 | 1808 | 17730 | |
| GE J79-GE-15 | turbogetto | F-4E/EJ/F/G, RF-4E | 1.965 | 55.7 | 1832 | 17970 | |
| Saturn AL-31F | turbofan | Su-27/P/K | 1.96 [56] | 55.5 | 1837 | 18010 | |
| GE F110-GE-129 | turbofan | F-16C/D, F-15EX | 1.9 [55] | 53.8 | 1895 | 18580 | |
| Soloviev D-30F6 | turbofan | MiG-31, S-37/Su-47 | 1.863 [55] | 52.8 | 1932 | 18950 | |
| Lyulka AL-21F-3 | turbogetto | Su-17, Su-22 | 1.86 [55] | 52.7 | 1935 | 18980 | |
| Klimov RD-33 | turbofan | 1974 | MiG-29 | 1.85 | 52.4 | 1946 | 19080 |
| Saturn AL-41F-1S | turbofan | Su-35S/T-10BM | 1.819 | 51.5 | 1979 | 19410 | |
| Volvo RM12 | turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D | 1.78 [55] | 50.4 | 2022 | 19830 |
| GE F404-GE-402 | turbofan | F/A-18C/D | 1.74 [55] | 49 | 2070 | 20300 | |
| Kuznetsov NK-32 | turbofan | 1980 | Tu-144LL, Tu-160 | 1.7 | 48 | 2100 | 21000 |
| Snecma M88-2 | turbofan | 1989 | Rafale | 1.663 | 47.11 | 2165 | 21230 |
| Eurojet EJ200 | turbofan | 1991 | Eurofighter | 1.66–1.73 | 47–49 [57] | 2080–2170 | 20400–21300 |
| Motori a getto a secco, statici, a livello | |||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Modello | Tipo | Prima corsa | Applicazione | TSFC | I sp (in peso) | I sp (in massa) | |
| lb/lbf·h | g/kN·s | s | m/s | ||||
| GE J85-GE-21 | turbogetto | F-5E/F | 1.24 [55] | 35.1 | 2900 | 28500 | |
| Snecma Atar 09C | turbogetto | Mirage III | 1.01 [55] | 28.6 | 3560 | 35000 | |
| Snecma Atar 09K-50 | turbogetto | Mirage IV, 50, F1 | 0.981 [55] | 27.8 | 3670 | 36000 | |
| Snecma Atar 08K-50 | turbogetto | Super Étendard | 0.971 [55] | 27.5 | 3710 | 36400 | |
| Tumansky R-25-300 | turbogetto | MIG-21bis | 0.961 [55] | 27,2 | 3750 | 36700 | |
| Lyulka AL-21F-3 | turbogetto | Su-17, Su-22 | 0,86 | 24,4 | 4190 | 41100 | |
| GE J79-GE-15 | turbogetto | F-4E/EJ/F/G, RF-4E | 0,85 | 24,1 | 4240 | 41500 | |
| Snecma M53-P2 | turbofan | Mirage 2000C/D/N | 0.85 [55] | 24.1 | 4240 | 41500 | |
| Volvo RM12 | turbofan | 1978 | Gripen A/B/C/D | 0.824 [55] | 23.3 | 4370 | 42800 |
| RR Turbomeca Adour | turbofan | 1999 | Jaguarretrofit | 0.81 | 23 | 4400 | 44000 |
| Honeywell/ITEC F124 | turbofan | 1979 | L-159, X-45 | 0.81 [55] | 22.9 | 4440 | 43600 |
| Honeywell/ITEC F125 | turbofan | F-CK-1 | 0.8 [55] | 22.7 | 4500 | 44100 | |
| PW J52-P-408 | turbogetto | A-4M/N, TA-4KU, EA-6B | 0.79 | 22.4 | 4560 | 44700 | |
| Saturn AL-41F-1S | turbofan | Su-35S/T-10BM | 0.79 | 22.4 | 4560 | 44700 | |
| Snecma M88-2 | turbofan | 1989 | Rafale | 0.782 | 22.14 | 4600 | 45100 |
| Klimov RD-33 | turbofan | 1974 | MiG-29 | 0.77 | 21.8 | 4680 | 45800 |
| RR Pegasus 11-61 | turbofan | AV-8B+ | 0.76 | 21.5 | 4740 | 46500 | |
| Eurojet EJ200 | turbofan | 1991 | Eurofighter | 0.74–0.81 | 21–23 [57] | 4400–4900 | 44000–48000 |
| GE F414-GE-400 | turbofan | 1993 | F/A-18E/F | 0.724 [58] | 20.5 | 4970 | 48800 |
| Kuznetsov NK-32 | turbofan | 1980 | Tu-144LL, Tu-160 | 0.72-0.73 | 20–21 | 4900–5000 | 48000–49000 |
| Soloviev D-30F6 | turbofan | MiG-31, S-37/Su-47 | 0.716 [55] | 20.3 | 5030 | 49300 | |
| Snecma Larzac | turbofan | 1972 | Alpha Jet | 0,716 | 20,3 | 5030 | 49300 |
| IHI F3 | turbofan | 1981 | Kawasaki T-4 | 0,7 | 19,8 | 5140 | 50400 |
| Saturn AL-31F | turbofan | Su-27 /P/K | 0,666-0,78 [56] [58] | 18,9–22,1 | 4620–5410 | 45300–53000 | |
| RR Spey RB.168 | turbofan | AMX | 0.66 [55] | 18.7 | 5450 | 53500 | |
| GE F110-GE-129 | turbofan | F-16C/D, F-15 | 0.64 [58] | 18 | 5600 | 55000 | |
| GE F110-GE-132 | turbofan | F-16E/F | 0.64 [58] | 18 | 5600 | 55000 | |
| Turbo-Union RB.199 | turbofan | Tornado ECR | 0.637 [55] | 18.0 | 5650 | 55400 | |
| PW F119-PW-100 | turbofan | 1992 | F-22 | 0.61 [58] | 17.3 | 5900 | 57900 |
| Turbo-Union RB.199 | turbofan | Tornado | 0.598 [55] | 16,9 | 6020 | 59000 | |
| GE F101-GE-102 | turbofan | 1970s | B-1B | 0,562 | 15,9 | 6410 | 62800 |
| PW TF33-P-3 | turbofan | B-52H, NB-52H | 0,52 [55] | 14,7 | 6920 | 67900 | |
| RR AE 3007H | turbofan | RQ-4, MQ-4C | 0,39 [55] | 11.0 | 9200 | 91000 | |
| GE F118-GE-100 | turbofan | anni 1980 | |||||